CN115294754B - 火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质 - Google Patents

火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质，涉及航空航天技术领域，其中方法包括：基于火箭的飞行状态参数确定火箭的控制阶段；在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星。本发明提供的方法和装置，提高了运载火箭在遥测过程中的通信可靠性。

Description

火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质。
背景技术
运载火箭的飞行包括了点火起飞、程序转弯、抛逃逸塔、助推器分离、一级火箭分离、二级火箭分离、抛整流罩、末级入轨和星箭分离等过程。在这些过程中，运载火箭一般采用地面测控站遥控跟踪。
地面测控站的设备布置准备时间较长、保障成本较高。近年来，天基测控方案受到了越来越多的关注。天基测控方案主要是通过中继卫星进行信号传递，但是当传输距离较远时，天基测控方案的通信可靠性也会受到影响。
因此，如何提高运载火箭在遥测过程中的通信可靠性成为了业界亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明提供一种火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质，用于解决如何提高运载火箭在遥测过程中的通信可靠性的技术问题。
本发明提供一种火箭遥测方法，包括：
获取火箭的飞行状态参数，并基于所述飞行状态参数确定所述火箭的控制阶段；
在所述控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星；
在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星；
其中，所述中继卫星用于将所述遥测数据发送至所述地面测控站。
根据本发明提供的火箭遥测方法，所述在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星之后，所述方法还包括：
接收所述星载计算机发送的第二火箭遥测切换指令；
基于所述第二火箭遥测切换指令，控制所述箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站。
根据本发明提供的火箭遥测方法，所述第二火箭遥测切换指令是所述星载计算机基于所述火箭末子级的运行位置、所述任务卫星的运行位置、所述中继卫星的运行位置和所述地面测控站的地理位置确定的。
根据本发明提供的火箭遥测方法，所述在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
获取所述地面测控站的地理位置和所述中继卫星的运行位置；
基于所述火箭末子级的运行位置与所述地面测控站的地理位置，确定第一通信质量评估值；
基于所述火箭末子级的运行位置、所述中继卫星的运行位置以及所述地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值；
在所述第一通信质量评估值大于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述第一通信质量评估值小于或者等于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星。
根据本发明提供的火箭遥测方法，所述在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
获取所述火箭末子级所在的当前轨道的轨道参数；
基于所述当前轨道的轨道参数，以及所述火箭末子级上承载的任务卫星的预设轨道的轨道参数，确定所述火箭末子级的变轨控制参数；
基于所述变轨控制参数，生成所述火箭末子级上的姿轨控动力系统的变轨控制指令；
基于所述变轨控制指令，控制所述火箭末子级变轨至所述预设轨道。
根据本发明提供的火箭遥测方法，所述控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
向所述任务卫星的星载计算机发送数据传输请求，以使所述星载计算机基于所述数据传输请求控制所述天基测控设备建立与所述中继卫星之间的通信链路；
接收所述星载计算机发送的数据传输响应，将所述遥测数据发送至所述天基测控设备，以使所述天基测控设备将所述遥测数据发送至所述中继卫星。
本发明提供一种火箭遥测装置，包括：
获取单元，用于获取火箭的飞行状态参数，并基于所述飞行状态参数确定所述火箭的控制阶段；
控制单元，用于在所述控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星；
在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星；
其中，所述中继卫星用于将所述遥测数据发送至所述地面测控站。
本发明提供一种运载火箭，包括末子级，所述末子级上设置有箭载计算机；
所述箭载计算机执行所述的火箭遥测方法。
本发明提供一种计算机可读的存储介质，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行所述的火箭遥测方法。
本发明提供一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为通过所述计算机程序执行所述的火箭遥测方法。
本发明提供的火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质，获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段；在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；通过在运载火箭的不同控制阶段，采用地面测控方式或者卫星测控方式进行切换后实现火箭遥测，实现了根据运载火箭的飞行状态变化，实时调整合适的测控方式，有效地保障了遥测数据传输链路的稳定性，提高了运载火箭的遥测数据的准确性，提高了运载火箭在遥测过程中的通信可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的火箭遥测方法的流程示意图之一；
图2为本发明提供的火箭遥测方法的流程示意图之二；
图3为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图；
图4为本发明提供的运载火箭的结构示意图；
图5为本发明提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，本发明中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
图1为本发明提供的火箭遥测方法的流程示意图之一，如图1所示，该方法包括步骤110、步骤120、步骤130和步骤140。
步骤110、获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段。
具体地，本发明实施例提供的火箭遥测方法的执行主体为火箭遥测装置。火箭遥测装置可以通过程序形式体现，例如火箭遥测软件；还可以为执行火箭遥测方法的硬件设备，例如运载火箭末子级上的箭载计算机等。火箭遥测装置也可以为箭载计算机中独立设置的组成部分。
任务卫星可以为气象卫星、观测卫星、导航卫星和试验卫星等，用于完成特定的空间任务。
飞行状态参数为用于对运载火箭的飞行状态进行描述的参数。例如运载火箭的飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量等。
控制阶段为对运载火箭执行卫星发射任务和留轨探测任务的全过程进行划分的各个控制阶段。例如，根据遥测方式的改变，运载火箭的控制阶段可以包括飞行阶段、入轨阶段和分离阶段等。
火箭遥测装置可以通过接入火箭的控制系统总线，获取火箭的飞行状态参数，并根据飞行状态参数确定火箭所处的控制阶段。例如，火箭遥测装置可以将飞行状态参数中的位置矢量与目标轨道的轨道参数进行比较，确定火箭是否处于飞行阶段或者入轨阶段；火箭遥测装置还可以将飞行状态参数中的星箭分离装置的状态，确定火箭是否处于入轨阶段或者分离阶段。
步骤120、在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站。
具体地，飞行阶段包括了运载火箭从点火起飞、程序转弯、抛逃逸塔、助推器分离、一级火箭分离、二级火箭分离和抛整流罩等多个过程。
箭上遥测设备为设置在火箭末子级上的用于进行遥测的设备，包括信号调理装置、射频信号放大装置、箭遥发射天线等。
遥测数据为对火箭的飞行过程进行远距离测量的参数，可以包括飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量等，还可以包括末子级在星箭分离后的轨道参数，包括半长轴、离心率、轨道倾角、近心点幅角、升交点经度和真近点角等。
地面测控站为设置在地球表面，对火箭进行跟踪测量、遥测、遥控和通信的信号站。地面测控站将接收到的测量、遥测信息传送给火箭发射控制中心，根据火箭发射控制中心的指令与火箭通信，并配合控制中心完成对火箭的控制。地面测控站也可根据规定的程序独立实施对火箭的控制。
在控制阶段为飞行阶段的情况下，火箭遥测装置采用地面测控方式，即控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站。
地面测控方式的具体过程可以为：火箭遥测装置运行地面测控程序，根据火箭的飞行状态参数生成遥测数据，并控制信号调理装置对遥测数据进行调制，生成第一射频信号。射频放大装置对第一射频信号进行功率放大，生成功率放大后的第一射频信号。箭遥发射天线将第一射频信号发送至地面测控站。
步骤130、在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星。
具体地，中继卫星运行于地球同步轨道，可为卫星和飞船等航天器提供数据中继和测控服务。本发明实施例中的中继卫星用于将遥测数据发送至地面测控站。
天基测控设备为设置在火箭末子级上承载的任务卫星上，用于通过卫星数据传输的方式进行遥测的设备，包括信号调理装置和卫星测控天线等。
在控制阶段为入轨阶段的情况下，火箭遥测装置可以采用两种不同的火箭遥测方式，第一种为地面测控方式，即控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；第二种为卫星测控方式，即控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星，再由中继卫星将遥测数据发送至地面测控站。
卫星测控方式的具体过程可以为：火箭遥测装置运行卫星测控程序，根据火箭的飞行状态参数生成遥测数据，并控制信号调理装置对遥测数据进行调制，生成第二射频信号。卫星测控天线将第二射频信号发送至中继卫星。中继卫星将第二射频信号转发至地面测控站，地面测控站对第二射频信号进行解调后，得到遥测数据。
需要说明的是，在入轨阶段，运载火箭的飞行位置不断地发生变化，可能导致地面测控站与运载火箭之间的通信效果受到影响，可以需要根据信号传输的需要，选择地面测控方式或者卫星测控方式。
步骤140、在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星。
具体地，在控制阶段为分离阶段的情况下，运载火箭已经实现了星箭分离，即任务卫星脱离了末子级，实现在轨运行；末子级成为了留轨末级，执行其他探测任务。
火箭遥测装置向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，由星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星，再由中继卫星将遥测数据发送至地面测控站。
如果火箭遥测方法由箭载计算机执行，则由箭载计算机向星载计算机发送第一火箭遥测切换指令。
本发明实施例提供的火箭遥测方法，获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段；在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；通过在运载火箭的不同控制阶段，采用地面测控方式或者卫星测控方式进行切换后实现火箭遥测，实现了根据运载火箭的飞行状态变化，实时调整合适的测控方式，有效地保障了遥测数据传输链路的稳定性，提高了运载火箭的遥测数据的准确性，提高了运载火箭在遥测过程中的通信可靠性。
基于上述实施例，步骤140之后，包括：
接收星载计算机发送的第二火箭遥测切换指令；
基于第二火箭遥测切换指令，控制箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站。
具体地，火箭遥测切换还可以由星载计算机发起。例如，由星载计算机向火箭遥测装置或者箭载计算机发送第二火箭遥测切换指令，将卫星测控方式切换至地面测控方式，从而实现火箭遥测。
基于上述任一实施例，第二火箭遥测切换指令是星载计算机基于火箭末子级的运行位置、任务卫星的运行位置、中继卫星的运行位置和地面测控站的地理位置确定的。
具体地，在星箭分离后，火箭末子级成为留轨末级之后，可能执行地表探测和地磁探测等探测任务。执行这些任务时火箭末子级所在的轨道可能与任务卫星的轨道相同，也可能不同。例如，火箭末子级执行地磁探测任务时，可能需要在多个不同高度的轨道上进行变轨。另外，由于中继卫星所在的轨道高度也与火箭末子级和任务卫星不同。
也就是说，火箭末子级、任务卫星和中继卫星各自运行在不同的轨道上，并且三者之间的位置在发生相对变化。这可能导致在某些情况下，卫星测控方式可能无法保障遥测数据的传输效果，可能导致数据丢失。此时，任务卫星的星载计算机可以发出第二火箭遥测切换指令，将卫星测控方式切换至地面测控方式，从而实现火箭遥测。
例如，在任务卫星的星载计算机获取火箭末子级的运行位置、任务卫星的运行位置、中继卫星的运行位置和地面测控站的地理位置后，可以计算遥测数据从火箭末子级通过地面测控方式传输至地面测控站的第一预计时间，以及计算遥测数据从火箭末子级传输至任务卫星，在经过任务卫星和中继卫星的转发，传输至地面测控站的第二预计时间。在第一预计时间小于或者等于第二预计时间的情况下，星载计算机向火箭遥测装置发送第二火箭遥测切换指令。
基于上述任一实施例，步骤130包括：
在控制阶段为入轨阶段的情况下，获取地面测控站的地理位置和中继卫星的运行位置；
基于火箭末子级的运行位置与地面测控站的地理位置，确定第一通信质量评估值；
基于火箭末子级的运行位置、中继卫星的运行位置以及地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值；
在第一通信质量评估值大于第二通信质量评估值的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在第一通信质量评估值小于或者等于第二通信质量评估值的情况下，控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星。
具体地，在确定运载火箭的控制阶段为入轨阶段的情况下，火箭遥测装置获取地面测控站的地理位置和中继卫星的运行位置。
通信质量评估值可以根据通信延迟时间、通信传输时间和数据丢包率来确定。可以分别为通信延迟时间、通信传输时间和数据丢包率设置通信延迟权重系数、通信传输权重系数和数据丢失权重系数，通过加权求和的方式得到第一通信质量评估值。通信质量评估值越大，表示相应的火箭遥测方式的通信质量越高；通信质量评估值越小，表示相应的火箭遥测方式的通信质量越低。
火箭遥测装置根据火箭末子级的运行位置与地面测控站的地理位置，可以计算第一通信质量评估值，同时根据火箭末子级的运行位置、中继卫星的运行位置以及地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值。
在第一通信质量评估值大于第二通信质量评估值的情况下，表明地面测控方式的通信质量越高，火箭遥测装置控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站。
在第一通信质量评估值小于或者等于第二通信质量评估值的情况下，表明卫星测控方式的通信质量越高，火箭遥测装置控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星，再由中继卫星将遥测数据发送至地面测控站。
基于上述任一实施例，步骤130包括：
在控制阶段为入轨阶段的情况下，获取火箭末子级所在的当前轨道的轨道参数；
基于当前轨道的轨道参数，以及火箭末子级上承载的任务卫星的预设轨道的轨道参数，确定火箭末子级的变轨控制参数；
基于变轨控制参数，生成火箭末子级上的姿轨控动力系统的变轨控制指令；
基于变轨控制指令，控制火箭末子级变轨至预设轨道。
具体地，预设轨道为任务卫星的目标轨道。当运载火箭的末子级进入当前轨道后，当前轨道的轨道参数可能与预设轨道的轨道参数不一致，此时需要通过不断地调整火箭末子级的运行轨道和/或运行姿态，使得星箭分离后任务卫星可以运行在预设轨道。
在控制阶段为入轨阶段的情况下，火箭遥测装置可以获取火箭末子级所在的当前轨道的轨道参数。将当前轨道的轨道参数与任务卫星的预设轨道的轨道参数进行比较，确定控制火箭末子级从当前轨道变轨至预设轨道的变轨控制参数。
如果火箭末子级上没有设置火箭遥测装置，火箭遥测方法是由箭载计算机执行的，箭载计算机根据变轨控制参数，以及姿轨控动力系统中各个轨道控制动机和/或各个姿态控制发动机的控制特性，生成各个轨道控制发动机的控制指令和/或各个姿态控制发动机的控制指令，并将其发送至各个轨道控制发动机和/或各个姿态控制发动机，完成变轨控制。变轨后，火箭末子级将从当前轨道变轨至目标轨道。
如果火箭末子级上设置由火箭遥测装置，火箭遥测装置与箭载计算机连接，则火箭遥测装置可以将变轨控制参数发送至箭载计算机。箭载计算机根据接收到的变轨控制参数进行变轨控制。
基于上述任一实施例，步骤130还包括：
向任务卫星的星载计算机发送数据传输请求，以使星载计算机基于数据传输请求控制天基测控设备建立与中继卫星之间的通信链路；
接收星载计算机发送的数据传输响应，将遥测数据发送至天基测控设备，以使天基测控设备将遥测数据发送至中继卫星。
具体地，在入轨阶段，火箭遥测装置可以向任务卫星的星载计算机发送数据传输请求。数据传输请求用于请求通过卫星通信进行数据传输。星载计算机在接收到数据传输请求后，控制天基测控设备建立与中继卫星之间的通信链路。
在通信链路建立之后，星载计算机向火箭遥测装置发送数据传输响应。数据传输响应与数据传输请求对应，用于允许通过卫星通信进行数据传输。火箭遥测装置将遥测数据发送至天基测控设备，以使天基测控设备将遥测数据发送至中继卫星，由中继卫星将遥测数据转发至地面测控站。
基于上述任一实施例，图2为本发明提供的火箭遥测方法的流程示意图之二，如图2所示，该方法应用于运载火箭的末子级，该末子级的遥测方式支持地面测控方式和卫星测控方式。两种遥测方式的切换可以由火箭末子级的箭载计算机控制，也可以由火箭末子级上的任务卫星的星载计算机控制。该方法包括：
步骤210、末子级由箭载计算机控制，通过地面测控方式或者卫星测控方式完成火箭遥测
具体地，末子级的飞行状态由箭载计算机控制时，其飞行状态参数、轨道参数以及遥测数据都通过箭上遥测天线或者天基测控设备传回地面测控站。
步骤220、末子级的箭载计算机或者任务卫星的星载计算机发出遥测切换指令
具体地，切换的发起方可以是火箭末子级也可以是任务卫星。通过火箭末子级箭载计算机或任务卫星的星载计算机发出遥测切换指令，火箭末子级由箭载计算机切换为星载计算机控制。通过利用一套设备，实现两种遥测方式控制的在线切换，大大提高了末子级的利用率，同时减小了系统损耗。
当火箭末子级承载任务卫星时，由末子级的箭载计算机或任务卫星的星载计算机发出遥测切换指令，指令响应后，末子级控制方切换为对应的箭载计算机或星载计算机，切换后遥测方式发生变化。若由箭载计算机控制，则遥测方式为通过箭上遥测天线或者天基测控设备将遥测数据传回地面；若由星载计算机控制，遥测方式则切换为通过天基测控设备将遥测数据传回地面。在线切换过程完成后，保持当前状态，直至接受到下一次切换指令。当星箭分离后，在线切换只能由末子级发起，箭载计算机接收到星箭分离信号后，自动发出切换指令，由箭载计算机切换为星载计算机，遥测数据通过天基测控设备传回地面，切换结束后续状态保持不变。
步骤230、末子级由任务卫星的星载计算机控制
具体地，在线切换后箭载计算机与星载计算机控制的遥测方式发生变化，箭载计算机控制时的遥测方式为地面测控方式和卫星测控方式，星载计算机控制时，遥测方式切换为卫星测控方式。
步骤240、在线切换完成后，末子级的飞行状态参数、轨道参数以及遥测数据都通过卫星数据传输传回地面。并对其中的末子级的轨道参数进行数据分析，判断其是否满足卫星在轨运行要求。
步骤250、当满足卫星在轨要求时，继续飞行任务。
步骤260、当不满足卫星在轨要求时，将正确的轨道参数由地面传回末子级，通过调整末子级的姿态轨道控制系统和推进系统，回到正确的轨道。
上述方法既可以从箭载计算机切换到星载计算机控制，也可以从星载计算机切换到箭载计算机控制，后者的切换过程和前者类似，在此不再赘述。
基于上述任一实施例，图3为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图，如图3所示，该装置包括：
获取单元310，用于获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段；
控制单元320，用于在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；
在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；其中，中继卫星用于将遥测数据发送至地面测控站。
本发明实施例提供的火箭遥测装置，获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段；在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；通过在运载火箭的不同控制阶段，采用地面测控方式或者卫星测控方式进行切换后实现火箭遥测，实现了根据运载火箭的飞行状态变化，实时调整合适的测控方式，有效地保障了遥测数据传输链路的稳定性，提高了运载火箭的遥测数据的准确性，提高了运载火箭在遥测过程中的通信可靠性。
基于上述任一实施例，控制单元还用于：
接收星载计算机发送的第二火箭遥测切换指令；
基于第二火箭遥测切换指令，控制箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站。
基于上述任一实施例，第二火箭遥测切换指令是星载计算机基于火箭末子级的运行位置、任务卫星的运行位置、中继卫星的运行位置和地面测控站的地理位置确定的。
基于上述任一实施例，控制单元具体用于：
在控制阶段为入轨阶段的情况下，获取地面测控站的地理位置和中继卫星的运行位置；
基于火箭末子级的运行位置与地面测控站的地理位置，确定第一通信质量评估值；
基于火箭末子级的运行位置、中继卫星的运行位置以及地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值；
在第一通信质量评估值大于第二通信质量评估值的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在第一通信质量评估值小于或者等于第二通信质量评估值的情况下，控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星。
基于上述任一实施例，控制单元还具体用于：
在控制阶段为入轨阶段的情况下，获取火箭末子级所在的当前轨道的轨道参数；
基于当前轨道的轨道参数，以及火箭末子级上承载的任务卫星的预设轨道的轨道参数，确定火箭末子级的变轨控制参数；
基于变轨控制参数，生成火箭末子级上的姿轨控动力系统的变轨控制指令；
基于变轨控制指令，控制火箭末子级变轨至预设轨道。
基于上述任一实施例，控制单元还具体用于：
向任务卫星的星载计算机发送数据传输请求，以使星载计算机基于数据传输请求控制天基测控设备建立与中继卫星之间的通信链路；
接收星载计算机发送的数据传输响应，将遥测数据发送至天基测控设备，以使天基测控设备将遥测数据发送至中继卫星。
基于上述任一实施例，图4为本发明提供的运载火箭的结构示意图，如图4所示，运载火箭400包括末子级410，末子级410上设置有箭载计算机411；箭载计算机411执行上述的火箭遥测方法。
具体地，本发明实施例提供的运载火箭的遥测，可在火箭末子级箭载计算控制和任务卫星的星载计算机控制之间切换，且切换的发起方可以是火箭末子级也可以是任务卫星，在运载火箭的不同控制阶段，采用地面测控方式或者卫星测控方式进行切换后实现火箭遥测，实现了根据运载火箭的飞行状态变化，实时调整合适的测控方式，有效地保障了遥测数据传输链路的稳定性，提高了运载火箭的遥测数据的准确性，提高了运载火箭在遥测过程中的通信可靠性。
基于上述任一实施例，图5为本发明提供的电子设备的结构示意图，如图5所示，该电子设备可以包括：处理器（Processor）510、通信接口（Communications Interface）520、存储器（Memory）530和通信总线（Communications Bus）540，其中，处理器510，通信接口520，存储器530通过通信总线540完成相互间的通信。处理器510可以调用存储器530中的逻辑命令，以执行如下方法：
获取火箭的飞行状态参数，并基于飞行状态参数确定火箭的控制阶段；在控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站；在控制阶段为入轨阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；在控制阶段为分离阶段的情况下，向任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和遥测数据，以使星载计算机控制天基测控设备将火箭的遥测数据发送至中继卫星；其中，中继卫星用于将遥测数据发送至地面测控站。
此外，上述的存储器530中的逻辑命令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干命令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本发明实施例提供的电子设备中的处理器可以调用存储器中的逻辑指令，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
本发明实施例还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各实施例提供的方法。
本发明实施例提供的非暂态计算机可读存储介质上存储的计算机程序被执行时，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干命令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种火箭遥测方法，其特征在于，包括：
获取火箭的飞行状态参数，并基于所述飞行状态参数确定所述火箭的控制阶段；
在所述控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星；
在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星；
其中，所述中继卫星用于将所述遥测数据发送至所述地面测控站；
所述在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
获取所述地面测控站的地理位置和所述中继卫星的运行位置；
基于所述火箭末子级的运行位置与所述地面测控站的地理位置，确定第一通信质量评估值；
基于所述火箭末子级的运行位置、所述中继卫星的运行位置以及所述地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值；
在所述第一通信质量评估值大于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述第一通信质量评估值小于或者等于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星。
2.根据权利要求1所述的火箭遥测方法，其特征在于，所述在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星之后，所述方法还包括：
接收所述星载计算机发送的第二火箭遥测切换指令；
基于所述第二火箭遥测切换指令，控制所述箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站。
3.根据权利要求2所述的火箭遥测方法，其特征在于，所述第二火箭遥测切换指令是所述星载计算机基于所述火箭末子级的运行位置、所述任务卫星的运行位置、所述中继卫星的运行位置和所述地面测控站的地理位置确定的。
4.根据权利要求1所述的火箭遥测方法，其特征在于，所述在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
获取所述火箭末子级所在的当前轨道的轨道参数；
基于所述当前轨道的轨道参数，以及所述火箭末子级上承载的任务卫星的预设轨道的轨道参数，确定所述火箭末子级的变轨控制参数；
基于所述变轨控制参数，生成所述火箭末子级上的姿轨控动力系统的变轨控制指令；
基于所述变轨控制指令，控制所述火箭末子级变轨至所述预设轨道。
5.根据权利要求1至4任一项所述的火箭遥测方法，其特征在于，所述控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星，包括：
向所述任务卫星的星载计算机发送数据传输请求，以使所述星载计算机基于所述数据传输请求控制所述天基测控设备建立与所述中继卫星之间的通信链路；
接收所述星载计算机发送的数据传输响应，将所述遥测数据发送至所述天基测控设备，以使所述天基测控设备将所述遥测数据发送至所述中继卫星。
6.一种火箭遥测装置，其特征在于，包括：
获取单元，用于获取火箭的飞行状态参数，并基于所述飞行状态参数确定所述火箭的控制阶段；
控制单元，用于在所述控制阶段为飞行阶段的情况下，控制火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述控制阶段为入轨阶段的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站，或者控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星；
在所述控制阶段为分离阶段的情况下，向所述任务卫星的星载计算机发送第一火箭遥测切换指令和所述遥测数据，以使所述星载计算机控制所述天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至所述中继卫星；
其中，所述中继卫星用于将所述遥测数据发送至所述地面测控站；
所述控制单元具体用于：
获取所述地面测控站的地理位置和所述中继卫星的运行位置；
基于所述火箭末子级的运行位置与所述地面测控站的地理位置，确定第一通信质量评估值；
基于所述火箭末子级的运行位置、所述中继卫星的运行位置以及所述地面测控站的地理位置，确定第二通信质量评估值；
在所述第一通信质量评估值大于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上的箭上遥测设备将所述火箭的遥测数据发送至地面测控站；
在所述第一通信质量评估值小于或者等于所述第二通信质量评估值的情况下，控制所述火箭末子级上承载的任务卫星的天基测控设备将所述火箭的遥测数据发送至中继卫星。
7.一种运载火箭，其特征在于，包括末子级，所述末子级上设置有箭载计算机；
所述箭载计算机执行权利要求1至5任一项所述的火箭遥测方法。
8.一种计算机可读的存储介质，其特征在于，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1至5中任一项所述的火箭遥测方法。
9.一种电子设备，包括存储器和处理器，其特征在于，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为通过所述计算机程序执行权利要求1至5中任一项所述的火箭遥测方法。
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Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10209933A (ja) * 1997-01-23 1998-08-07 Mitsubishi Electric Corp テレメトリ通信システム
CN1253678A (zh) * 1997-05-02 2000-05-17 尤斯克斯公司 高纬度对地静止卫星系统
US7154496B1 (en) * 2001-10-30 2006-12-26 Lockheed Martin Corporation Telemetry-based flight vehicle visualization system and method
CN103925853A (zh) * 2014-04-11 2014-07-16 上海航天电子通讯设备研究所 一种运载火箭地面测试系统装置
CN106954223A (zh) * 2017-04-17 2017-07-14 京信通信系统（中国）有限公司 一种动中通端站系统及动中通端站系统的通信方法
CN107959526A (zh) * 2017-12-08 2018-04-24 北京卫星信息工程研究所 应用于近地空间的天地基一体化测控系统
CN107966149A (zh) * 2017-11-20 2018-04-27 中国运载火箭技术研究院 一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法
CN109018452A (zh) * 2018-07-27 2018-12-18 北京航天长征飞行器研究所 一种火箭舱段落点位置跟踪与搜索系统
CN109857741A (zh) * 2019-01-31 2019-06-07 重庆零壹空间航天科技有限公司 一种火箭遥测数据的遴选方法及装置
CN110784254A (zh) * 2019-10-08 2020-02-11 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星入轨段的测控方法及系统
CN114124656A (zh) * 2021-11-01 2022-03-01 北京宇航系统工程研究所 一种运载火箭地面一体化测控系统
CN114148549A (zh) * 2022-02-10 2022-03-08 中国科学院力学研究所 一种两级入轨水平级间分离的飞行器及其防激波冲击方法
CN114802819A (zh) * 2022-07-01 2022-07-29 星河动力(北京)空间科技有限公司 火箭末子级离轨控制方法和装置

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10209933A (ja) * 1997-01-23 1998-08-07 Mitsubishi Electric Corp テレメトリ通信システム
CN1253678A (zh) * 1997-05-02 2000-05-17 尤斯克斯公司 高纬度对地静止卫星系统
US7154496B1 (en) * 2001-10-30 2006-12-26 Lockheed Martin Corporation Telemetry-based flight vehicle visualization system and method
CN103925853A (zh) * 2014-04-11 2014-07-16 上海航天电子通讯设备研究所 一种运载火箭地面测试系统装置
CN106954223A (zh) * 2017-04-17 2017-07-14 京信通信系统（中国）有限公司 一种动中通端站系统及动中通端站系统的通信方法
CN107966149A (zh) * 2017-11-20 2018-04-27 中国运载火箭技术研究院 一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法
CN107959526A (zh) * 2017-12-08 2018-04-24 北京卫星信息工程研究所 应用于近地空间的天地基一体化测控系统
CN109018452A (zh) * 2018-07-27 2018-12-18 北京航天长征飞行器研究所 一种火箭舱段落点位置跟踪与搜索系统
CN109857741A (zh) * 2019-01-31 2019-06-07 重庆零壹空间航天科技有限公司 一种火箭遥测数据的遴选方法及装置
CN110784254A (zh) * 2019-10-08 2020-02-11 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星入轨段的测控方法及系统
CN114124656A (zh) * 2021-11-01 2022-03-01 北京宇航系统工程研究所 一种运载火箭地面一体化测控系统
CN114148549A (zh) * 2022-02-10 2022-03-08 中国科学院力学研究所 一种两级入轨水平级间分离的飞行器及其防激波冲击方法
CN114802819A (zh) * 2022-07-01 2022-07-29 星河动力(北京)空间科技有限公司 火箭末子级离轨控制方法和装置

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